一种高轨卫星变轨调控方法及系统与流程

1.本发明涉及航天技术领域，尤其涉及一种高轨卫星变轨调控方法及系统。


背景技术：

2.高轨卫星虽然通常运行在地球静止轨道上，但有时会出现需要偏离运行轨道的情况。这些情况通常涉及三种轨道机动模式：漂移模式、抵近模式和伴飞模式。其中漂移模式包括：高轨卫星运行于准地球静止轨道，当轨道高度低于静止轨道时，运行速度比地球同步轨道(geo)卫星快，向东漂移；当轨道高度高于静止轨道时，运行速度比geo卫星慢，向西漂移，适用情景如卫星在一定范围内执行侦察任务。若需要到更近距离如需要获得高分辨图像，感知目标的状态信息时，可使用抵近模式；抵近模式中，高轨卫星与目标卫星所在位置与地心连线通常在一条直线上。当需要更长时间的伴随飞行，执行更加复杂的任务时，可选择伴飞模式，以实施信息获取进而对目标卫星进行维修、加注等在轨服务任务；伴飞模式中，高轨卫星与目标卫星运行在同一轨道通常为静止轨道，高轨卫星距离目标卫星预设的伴飞距离。
3.现有技术虽然给出以上三种轨道机动模式中，实现高轨卫星从初始轨道变轨到目标轨道的变轨操作方案，但对于如何按照实际需求来进行变轨调控，如，何时进行变轨等，通常由人工操作完成，没有给出较合适的解决方案，而对高轨卫星在轨道机动模式中的变轨调控具有很多现实意义，因此，需要对此给出解决方案。


技术实现要素：

4.鉴于上述的分析，本发明旨在提供一种高轨卫星变轨调控方法及系统，以解决上述现有技术对于高轨卫星在轨道机动模式中的变轨调控存在不足的技术问题。
5.本发明提供的技术方案是：
6.一方面，本发明提供一种高轨卫星变轨调控方法，包括：
7.高轨卫星变轨调控系统预先确定高轨卫星待执行的轨道机动模式；
8.利用预设变轨调控关系式，获取用于将所述高轨卫星从初始轨道变轨到目标轨道的变轨调控参数；
9.利用所述变轨调控参数对所述高轨卫星进行变轨调控，将所述高轨卫星从所述初始轨道上初始位置，调控至与目标卫星之间的相对位置满足所述轨道机动模式的预期位置。
10.优选地，所述预设变轨调控关系式包括：
11.调控时长等于高轨卫星变轨时长与轨道上运行时长之和
12.所述调控时长为：所述高轨卫星从所述初始位置运行到所述预期位置所用总时长；
13.所述变轨时长包括：所述高轨卫星从所述初始位置运行到所述预期位置过程中，实现一次变轨所用时长或实现多次变轨所用总时长；
14.所述轨道上运行时长为：到达所述预期位置前，所述高轨卫星在所述初始轨道上运行的第一运行时长，和/或，在所述目标轨道上运行的第二运行时长。
15.优选地，所述待执行的轨道机动模式包括：漂移模式或抵近模式；
16.所述初始轨道为静止轨道；
17.所述变轨调控参数包括：第一变轨调控参数；
18.所述第一变轨调控参数为：执行变轨的第一变轨时刻，对应的变轨为将所述高轨卫星从所述静止轨道变轨到所述目标轨道。
19.优选地，所述利用所述变轨调控参数对所述高轨卫星进行变轨调控，将所述高轨卫星从所述初始轨道上初始位置，调控至与目标卫星之间的相对位置满足所述轨道机动模式的预期位置包括：
20.所述高轨卫星变轨调控系统根据获取的所述第一变轨时刻，从所述高轨卫星所在初始位置对应的初始时刻开始，监控所述高轨卫星在所述初始轨道上运行所述第一运行时长，直至所述第一变轨时刻到来时，由所述高轨卫星根据获知的用于实现变轨的变轨参数，执行所述变轨；变轨后，由所述高轨卫星在所述目标轨道上运行所述第二运行时长，直至到达所述预期位置。
21.优选地，所述变轨在面内进行，所述调控时长等于高轨卫星变轨时长与轨道上运行时长之和包括等式一：
[0022][0023]
其中，所述等式一左边：所述δt
内
为由所述高轨卫星变轨调控系统设置的所述调控时长的初始值；所述δt
内
nt为所述调控时长；或，
[0024]
所述变轨在面外进行，所述调控时长等于高轨卫星变轨时长与轨道上运行时长之和包括等式二：
[0025][0026]
其中，所述等式二左边：所述δt
外
为所述调控时长的初始值，等于所述高轨卫星变轨调控系统监测到的所述目标卫星从初始时刻所在静止轨道上位置，运行到所述静止轨道与赤道所在平面交点位置处所用时长；所述为所述调控时长；
[0027]
所述等式一或所述等式二右边：所述t1为待求的所述第一运行时长；所述0.5t为所述实现一次变轨所用时长；所述为所述第二运行时长；
[0028]
所述t为已知的所述高轨卫星在所述静止轨道上的运行周期；所述θ为预知的所述高轨卫星所在初始位置与所述高轨卫星到达所述预期位置同时所述目标卫星所在位置之间的地心角，所述ω1为已知的所述高轨卫星在所述静止轨道上运行的角速度，所述ω2为预
知的所述高轨卫星在所述目标轨道上运行的角速度；所述n＝0、1、2、3
…
，
[0029]
所述获取所述第一变轨调控参数包括：
[0030]
获取所述δt
内
或所述δt
外
、对应的θ、所述ω1、对应的ω2，所述t；
[0031]
利用所述式一或所述式二，计算对应的t1，在所述时，取n为n 1，重新计算所述t1，直至所述
[0032]
从所述初始时刻开始计时所述t1时长，推算出所述第一变轨时刻。
[0033]
优选地，所述待执行的轨道机动模式包括：伴飞模式；
[0034]
所述初始轨道为静止轨道；
[0035]
所述目标轨道包括：第一目标轨道和第二目标轨道，且所述第二目标轨道为所述静止轨道；
[0036]
所述变轨调控参数包括：第二变轨调控参数和第三变轨调控参数；
[0037]
所述第二变轨调控参数为：所述初始轨道与所述第一目标轨道之间的轨道高度差δh；
[0038]
所述第三轨道调控参数为：所述高轨卫星从所述第一目标轨道变轨到所述第二目标轨道的第二变轨时刻。
[0039]
优选地，所述利用所述变轨调控参数对所述高轨卫星进行变轨调控，将所述高轨卫星从所述初始轨道上初始位置，调控至与目标卫星之间的相对位置满足所述轨道机动模式的预期位置包括：
[0040]
所述高轨卫星变轨调控系统根据所述δh，获取用于实现从所述初始轨道变轨到所述第一目标轨道、或从所述第一目标轨道变轨到所述第二目标轨道的变轨参数；
[0041]
在所述初始位置对应的初始时刻，所述高轨卫星利用获知的所述变轨参数，执行将所述高轨卫星变轨到所述第一目标轨道的第一次变轨；
[0042]
当所述高轨卫星在所述第一目标轨道上运行第二运行时长至所述第二变轨时刻，所述高轨卫星利用所述变轨参数，执行将所述高轨卫星从所述第一目标轨道重新变轨到所述初始轨道的第二次变轨，直接到达与所述目标卫星相距预设伴飞距离的预期位置。
[0043]
优选地，所述调控时长等于高轨卫星变轨时长与轨道上运行时长之和包括等式三：
[0044][0045]
其中，所述等式三左边：所述δt为所述高轨卫星变轨调控系统预设的所述调控时长的初始值，所述δt nt为所述调控时长；
[0046]
所述等式三右边：
[0047]
两个0.5t相加表示，实现所述第一次变轨和所述第二次变轨两次变轨所用总时
长；
[0048]
所述为所述高轨卫星在所述第一目标轨道上的第二运行时长；
[0049]
所述t为已知的所述高轨卫星在所述静止轨道上的运行周期；所述θ1为预知的所述高轨卫星所在初始位置与所述高轨卫星到达所述预期位置同时所述目标卫星所在位置之间的地心角；所述θ2为预知的所述高轨卫星所在预期位置与同时刻所述目标卫星所在位置之间的地心角；所述ω1为已知的所述高轨卫星在所述静止轨道上的运行角速度，所述ω3为待求的所述高轨卫星在所述第一目标轨道上的运行角速度；
[0050]
优选地，所述获取所述变轨调控参数包括：
[0051]
获取所述第二变轨调控参数，包括：
[0052]
获取所述δt、所述θ1、所述θ2、所述ω1、所述t；
[0053]
利用所述式三，计算所述ω3，包括：
[0054]
所述抵近为通过下漂抵近，若算出ω3＜ω1，则取n＝n 1，重新计算，直至满足ω3＞ω1，得到ω3；或，所述抵近为通过上漂抵近，若算出ω3＞ω1，则取n＝n 1，重新计算，直至满足ω3＜ω1，得到ω3；
[0055]
由算出a1；
[0056]
由δh＝|a-a1|，算出所述第二变轨调控参数δh；
[0057]
所述变轨调控方法还包括：利用所述δh，获取所述变轨参数；
[0058]
所述a为已知的所述静止轨道的半长轴，所述a1为所述第一目标轨道的半长轴，所述μ为已知的地心引力常数；
[0059]
获取所述第三变轨调控参数包括：
[0060]
由已知的所述调控时长减去一个0.5t，得到实现第一次变轨所用时长与所述第二运行时长之和；
[0061]
由所述初始时刻以及所述第一次变轨所用时长与所述第二运行时长之和，推算出所述第二变轨时刻。
[0062]
另一方面，本发明还提供一种高轨卫星变轨调控系统，包括：
[0063]
所述高轨卫星变轨调控系统，适于预先确定高轨卫星待执行的轨道机动模式；获取用于将所述高轨卫星从初始轨道变轨到目标轨道的变轨调控参数；利用所述变轨调控参数对所述高轨卫星进行变轨调控，将所述高轨卫星从所述初始轨道上初始位置，调控至与目标卫星之间的相对位置满足所述轨道机动模式的预期位置。
[0064]
本发明至少可实现以下有益效果之一：
[0065]
本发明提供的技术方案，发明人基于自己的研究，提出变轨调控关系式，基于变轨调控关系式，获取变轨调控参数，并基于变轨调控参数来实现预定轨道机动模式下，高轨卫星的变轨调控。
[0066]
进一步，本发明实施例中，基于获取的变轨调控参数为变轨时刻，可切实地根据实际需求，方便实现对变轨的调控，以实现相应的任务。
[0067]
本发明中，上述各技术方案之间还可以相互组合，以实现更多的优选组合方案。本发明的其他特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分优点可从说明书中变得显而易见，或者通过实施本发明而了解。本发明的目的和其他优点可通过说明书以及附图中所特别指出的内容中来实现和获得。
附图说明
[0068]
附图仅用于示出具体实施例的目的，而并不认为是对本发明的限制，在整个附图中，相同的参考符号表示相同的部件。
[0069]
图1是本发明实施例中高轨卫星变轨调控方法的流程图；
[0070]
图2是本发明实施例中我星下漂抵近目标卫星的示意图；
[0071]
图3是本发明实施例中我星上漂抵近目标卫星的示意图；
[0072]
图4是本发明实施例中两星在面外抵近时两处抵近位置的示意图；
[0073]
图5是本发明实施例中我星通过下漂实现伴飞的示意图；
[0074]
图6是本发明实施例中我星通过上漂实现伴飞的示意图。
具体实施方式
[0075]
下面结合附图来具体描述本发明的优选实施例，其中，附图构成本技术一部分，并与本发明的实施例一起用于阐释本发明的原理。
[0076]
参见图1，图1是本发明实施例中高轨卫星变轨调控方法的流程图，该方法可包括以下步骤：
[0077]
步骤101：高轨卫星变轨调控系统预先确定高轨卫星待执行的轨道机动模式。
[0078]
本发明实施例中，轨道机动模式包括：漂移模式、抵近模式与伴飞模式。
[0079]
步骤102：利用预设变轨调控关系式，获取用于将所述高轨卫星从初始轨道变轨到目标轨道的变轨调控参数。
[0080]
本发明实施例中，预设变轨调控关系式包括：
[0081]
调控时长等于高轨卫星变轨时长与轨道上运行时长之和，其中，
[0082]
调控时长为：高轨卫星从初始位置运行到预期位置所用总时长；
[0083]
变轨时长包括：高轨卫星从初始位置运行到预期位置过程中，实现一次变轨所用时长或实现多次变轨所用总时长；
[0084]
轨道上运行时长为：到达预期位置前，高轨卫星在初始轨道上运行的第一运行时长，和/或，在目标轨道上运行的第二运行时长。
[0085]
步骤103：利用所述变轨调控参数对所述高轨卫星进行变轨调控，将所述高轨卫星从所述初始轨道上初始位置，调控至与目标卫星之间的相对位置满足所述轨道机动模式的预期位置。
[0086]
本发明提供的技术方案，发明人基于自己的研究，提出变轨调控关系式，基于变轨调控关系式，获取并利用变轨调控参数，来实现预定轨道机动模式下，高轨卫星的变轨调控。
[0087]
具体地，设高轨卫星为我星。本发明技术方案的具体实现中，高轨卫星变轨调控系统可包括地面调控系统和高轨卫星。
[0088]
以下说明本发明实施例中，对于待执行的轨道机动模式为漂移模式或抵近模式的情况：
[0089]
初始轨道为静止轨道，初始时刻，我星与目标卫星运行在静止轨道上；
[0090]
设变轨调控参数为第一变轨调控参数；该第一变轨调控参数具体为：执行变轨的第一变轨时刻，对应的变轨为将我星从静止轨道变轨到目标轨道。
[0091]
具体地，步骤103可包括：
[0092]
高轨卫星变轨调控系统根据获取的第一变轨时刻，从所述高轨卫星所在初始位置对应的初始时刻开始，监控所述高轨卫星在所述初始轨道上运行所述第一运行时长，直至所述第一变轨时刻到来时，由所述高轨卫星根据获知的用于实现变轨的变轨参数，执行所述变轨；变轨后，由所述高轨卫星在所述目标轨道上运行所述第二运行时长，直至到达所述预期位置。其中，变轨参数可包括高轨卫星上推进系统为实现变轨所需执行喷气的喷气时长以及喷气速度等数据。
[0093]
参见图2，图2是本发明实施例中我星下漂抵近目标卫星的示意图，具体应用中，轨道机动模式具体由地面调控系统根据实际需求确定。
[0094]
图2示图中，对我星的变轨调控在面内进行，面内即我星变轨前后，初始轨道与目标轨道所在面在同一平面内。图2中，点b代表我星在初始时刻所处初始位置，点b'表示我星变轨时刻所在位置。点a表示点b位置对应时刻目标卫星所在位置，即目标卫星所在初始位置，点a'表示我星成功到达目标卫星正下方时，目标卫星所在位置，点c表示我星变轨后在目标轨道上的位置，点c'表示我星到达的预期位置，即目标卫星正下方位置，所谓正下方是指点a'、点c'与地心三点大致在一条直线上。
[0095]
图2中，点b到点b'这段路径对应时长为上述第一运行时长t
bb'
，即我星到达预期位置前，在初始轨道上的运行时长；点b'到点c这段路径对应时长对应上述实现一次变轨所用时长t
变轨
，变轨的具体实现过程可参考霍曼变轨；点c到点c'这段路径对应时长为我星在变轨后在目标轨道上的运行时长，即为上述第二运行时长t
cc'
。上述调控时长即为我星从点b运行到点c'所用时长t
bc'
。则，调控时长等于高轨卫星变轨时长与轨道上运行时长之和，可比拟为：
[0096]
t
bc'
＝t
bb'
t
变轨
t
cc'
。
[0097]
其中，t
bc'
为已知量，由地面调控系统根据具体情况来设置。另外，上述图2示例适用抵近模式，实际应用中，对于漂移模式，我星活动范围在点c到点c'之间，只要实现变轨即可。
[0098]
具体地，所述调控时长等于高轨卫星变轨时长与轨道上运行时长之和包括等式一：
[0099][0100]
该等式一左边：δt
内
为由高轨卫星变轨调控系统设置的调控时长的初始值；δt
内
nt为实际的调控时长，即t
bc'
＝δt
内
nt；t1对应上述t
bb'
，0.5t对应上述t
变轨
，对应上述t
cc'
。其中，t为已知的我星或目标卫星在静止轨
道上的运行周期；并参见图2，图2中，θ为可预知的我星初始时刻所在初始位置与我星到达预期位置同时目标卫星所在位置之间的地心角，θ＝(δt
内
nt)*ω1；ω1为已知的我星或目标卫星在静止轨道上运行的角速度，ω2为可预知的我星在目标轨道上运行的角速度；n＝0、1、2、3
…
，参见图2，其中角x对应t1ω1，角y对应0.5t*(ω1 ω2)/2，角z对应θ-t1ω
1-0.5t*(ω1 ω2)/2。
[0101]
上述预知ω2的计算过程如下：
[0102]
变轨前我星所在静止轨道与目标轨道之间的轨道高度差δh由地面调控系统预设，则，根据要求下漂抵近，如图2所示示例，计算a
目标
＝a-δh，其中，a
目标
为目标轨道的半长轴，由可算出ω2。
[0103]
并且，需要说明的是，上述δt
内
为由地面调控系统设置的调控时长的初始值，如初始设置16小时后实现抵近，则可设置δt
内
＝16小时，对应n＝0；而基于t1的取值范围，算出的t1值不在其取值范围之内，如算出值为负值，则取n为n 1，继续计算下一个t1值，直至t1满足要求。举例如，δt
内
＝16小时，减去一个变轨时长t
变轨
＝0.5t，得到4小时，则在t
bb'
与t
cc'
之间分配这4个小时，而实际t
cc'
需要5小时，则无法算出满足要求的t1值，因此，取n为1，也就是变轨调控的调控时长变为(24 16)小时，算出t1＝23小时，即t
bb'
＝23小时，则从初始时刻开始计时t1时长，推算出第一变轨时刻，如初始时刻为当天下午14时，23小时后即第二天的下午11时即为第一变轨时刻，执行变轨操作，以实现抵近。
[0104]
具体地，对于面内下漂抵近的情况，计算第一变轨时刻的过程如下：
[0105]
获取所述δt
内
、对应的θ＝(δt
内
nt)*ω1、所述ω1、对应的所述t；
[0106]
利用所述等式一，计算t1，在所述时，取n为n 1，重新计算所述t1，直至所述
[0107]
从所述初始时刻开始计时所述t1时长，推算出所述第一变轨时刻。
[0108]
上述下漂漂抵近模式中，我星初始位置在目标卫星初始位置之后，我星追赶目标卫星，因此，采用下漂抵近，通过降低我星运行轨道的轨道高度，来增加我星的运行速度，实现追赶。
[0109]
参见图3，图3是本发明实施例中我星上漂抵近目标卫星的示意图，图3中，我星初始位置位于目标卫星之前，因此，采用上漂抵近，通过抬高我星运行轨道的轨道高度，来降低我星的运行速度，实现抵近。图3示例中对我星的变轨调控类似可参见上述相关内容，不
作赘述，所不同的是，其中，a
目标
＝a δh，再由算出ω2。
[0110]
参见图3，其中角x对应t1ω1，角y对应0.5t*(ω1 ω2)/2，角z对应θ-t1ω
1-0.5t*(ω1 ω2)/2。
[0111]
对于变轨在面外进行的情况，其中，面外是我星变轨前后，初始轨道与目标轨道所在面不在同一平面内。所述调控时长等于高轨卫星变轨时长与轨道上运行时长之和包括等式二：
[0112][0113]
该等式二左边：δt
外
为调控时长的初始值，等于地面调控系统监测到的目标卫星从初始时刻所在静止轨道上位置，运行到该静止轨道与赤道所在平面交点位置处所用时长；设置该δt
外
为调控时长的初始值主要在于：该δt
外
是地面调控系统能够监测到的，并且设置我星与目标卫星在彼此所在轨道与赤道面的对应交点处抵近，即当目标卫星从初始位置，运行到上述交点位置的同时，我星也需要从初始位置，通过变轨，运行到目标轨道与赤道面的交点处的抵近位置，实现抵近。并且，由于这种情况下的抵近，两星相距最近，因此有益于任务的完成。其中，为实际的调控时长。上述等式二中其他各参数的意义可参见上文相关内容。
[0114]
参见图4，图4是本发明实施例中两星在面外抵近时两处抵近位置的示意图。进一步，目标卫星运行在静止轨道上，在一个静止轨道运行周期t里，上述抵近位置有两处，分别对应为点a'与点c'，以及点a”与点c”。其中，两处对应点从运行时间上相差即一个周期t内，我星有两次抵近的机会，在计算t1时，实际的调控时长为这是在面内进行变轨调控与面外进行变轨调控的区别之处。
[0115]
具体地，对于面外情况，计算第一变轨时刻的过程如下：
[0116]
获取所述δt
外
、对应的ω1、对应的ω2，t；
[0117]
利用所述等式二，计算t1，在所述时，取n为n 1，重新计算所述t1，直至所述
[0118]
从所述初始时刻开始计时所述t1时长，推算出所述第一变轨时刻。
[0119]
以上是本发明实施例中，对于待执行的轨道机动模式为漂移模式或抵近模式的情况的说明。
[0120]
以下说明本发明实施例中，对于待执行的轨道机动模式是伴飞模式的情况：
[0121]
其中，初始轨道为静止轨道；目标轨道包括：第一目标轨道和第二目标轨道，且所述第二目标轨道即为初始的静止轨道；
[0122]
变轨调控参数可包括：第二变轨调控参数和第三变轨调控参数；其中，第二变轨调控参数为：所述初始轨道与所述第一目标轨道之间的轨道高度差δh；第三轨道调控参数为：所述高轨卫星从所述第一目标轨道变轨到所述第二目标轨道的第二变轨时刻。
[0123]
具体实现中，上述步骤103可包括：
[0124]
高轨卫星变轨调控系统根据所述δh，获取用于实现从所述初始轨道变轨到所述第一目标轨道、或从所述第一目标轨道变轨到所述第二目标轨道的变轨参数；
[0125]
在所述初始位置对应的初始时刻，利用所述变轨参数，执行将所述高轨卫星变轨到所述第一目标轨道的第一次变轨；
[0126]
当所述高轨卫星在所述第一目标轨道上运行第二运行时长至所述第二变轨时刻，利用所述变轨参数，执行将所述高轨卫星从所述第一目标轨道重新变轨到所述初始轨道的第二次变轨，直接到达与所述目标卫星相距预设伴飞距离的预期位置。
[0127]
上述抵近模式下，δh由地面调控系统设置，而在伴飞模式中，δh未知，因此需要先算出δh，再算出变轨参数，以实现变轨。
[0128]
伴飞需要在面内进行。参见图5，图5是本发明实施例中我星通过下漂实现伴飞的示意图。图5中，点b代表我星在初始时刻所处初始位置；点a表示点b位置对应时刻目标卫星所在位置；点b位于点a之后，因此我星需要通过下漂加速，以追赶靠近目标卫星；点c表示我星在第一次变轨后在第一目标轨道上的位置；点c'表示第二次变轨时刻我星在第一目标轨道上的位置；点d表示第二次变轨后，我星达到第二目标轨道即原静止轨道上的位置，即预期位置；点a'表示我星在点d时刻时目标卫星所在位置。
[0129]
图5中，点b到点c这段路径对应时长为实现第一次变轨所用时长t
变轨
＝0.5t，对应操作为第一次变轨；以及点c'到点d这段路径对应时长是实现第二次变轨所用时长t
变轨
＝0.5t，对应操作为第二次变轨；变轨的具体实现可参考霍曼变轨；点c到点c'这段路径对应时长为我星在第一目标轨道上的运行时长，对应伴飞模式中的第二运行时长t
cc'
。上述调控时长即为我星从点b运行到点d所用时长t
bd
。则，调控时长等于高轨卫星变轨时长与轨道上运行时长之和可比拟为：
[0130]
t
bd
＝t
变轨
t
cc'
t
变轨
。
[0131]
其中，t
bd
为已知量，可由地面调控系统根据具体情况来设置。目标卫星从点a运行到点a'所用时长t
aa'
＝t
bd
，基于地面调控系统对目标卫星的监测与实际任务，可预先获知t
aa'
，进而获知t
bd
，而伴飞模式中，伴飞距离是预先设定的，因此点d到点a之间的距离是可知的，设为d。
[0132]
具体地，伴飞模式下调控时长等于高轨卫星变轨时长与轨道上运行时长之和包括等式三：
[0133][0134]
该等式三左边：δt为地面调控系统预设的调控时长的初始值，δt nt为实际的调
控时长，对应上述t
bd
；
[0135]
等式三右边：
[0136]
两个0.5t相加表示，第一次变轨和第二次变轨两次变轨所用总时长；对应上述t
bd
＝t
变轨
t
cc'
t
变轨
中两个t
变轨
；
[0137]
为我星在第一目标轨道上的第二运行时长，对应图5中的t
cc'
；
[0138]
其中，t为已知的我星在静止轨道上的运行周期；另可参见图5，图5中，θ1为预知的所述高轨卫星所在初始位置与所述高轨卫星到达所述预期位置同时所述目标卫星所在位置之间的地心角，θ1＝(δt nt)*ω1；θ2为我星所在预期位置与同时刻目标卫星所在位置之间的地心角，该地心角可由算出，其中，d为上述点d到点a之间的距离，a为静止轨道的半长轴；ω1为已知的我星在静止轨道上的运行角速度，ω3为待求的我星在第一目标轨道上的运行角速度。
[0139]
具体地，获取第二变轨调控参数可包括：
[0140]
获取δt、θ1＝(δt nt)*ω1、ω1、t；
[0141]
利用上述整式三，算出ω3；对于图5所示通过下漂抵近的情况，ω3＞ω1，若算出ω3＜ω1，则取n＝n 1，重新计算，直至满足ω3＞ω1，得到ω3；
[0142]
由算出a1；图5所示情况下，a1＜a；
[0143]
由δh＝|a-a1|，算出第二变轨调控参数δh；由δh算出变轨参数；
[0144]
其中，a为已知的静止轨道的半长轴，所述a1为第一目标轨道的半长轴，μ为已知的地心引力常数；若算出的a1＞a，则第一目标轨道位于静止轨道上面。
[0145]
进一步，算出第三变轨调控参数包括：
[0146]
由已知的所述调控时长减去一个0.5t，得到第一次变轨所用时长与所述第二运行时长之和，即由t
cc'
t
变轨
＝t
bd-t
变轨
算出；
[0147]
再由初始时刻以及所述第一次变轨所用时长与所述第二运行时长之和，推算出所述第二变轨时刻，即由初始时刻加上t
cc'
t
变轨
，即可推算出图5中所示在点c
′
执行第二次变轨的时刻。
[0148]
参见图5，图5中角i与角j分别对应一个0.5t*(ω1 ω3)/2，角k对应θ
1-θ
2-0.5t*(ω1 ω3)。
[0149]
参见图6，图6是本发明实施例中我星通过上漂实现伴飞的示意图。图6中，点b代表我星在初始时刻所处初始位置；点a表示点b位置对应时刻目标卫星所在位置；点b位于点a之前，因此我星需要通过上漂减速，以靠近目标卫星，实现伴飞；其中，点c表示我星在第一次变轨后在第一目标轨道上的位置；点c'表示第二次变轨时刻我星在第一目标轨道上的位置；点d表示第二次变轨后，我星达到第二目标轨道即原静止轨道上的位置，即预期位置；点
a'表示我星在点d时刻时目标卫星所在位置。
[0150]
图6中，基于本发明的变轨调控关系式，对我星进行变轨调控的具体做法类似可参考上文记载。并参见图6，图6中角i与角j分别对应一个0.5t*(ω1 ω3)/2，角k对应θ
1-θ
2-0.5t*(ω1 ω3)。
[0151]
具体地，图6所示情况下，获取第二变轨调控参数可包括：
[0152]
获取δt、θ1、θ2、ω1、t；
[0153]
利用上述整式三，算出ω3；对于图6所示通过上漂抵近的情况，ω3＜ω1，若算出ω3＞ω1，取n＝n 1，重新计算，直至满足ω3＜ω1，得到ω3；
[0154]
由算出a1；图6所示情况下，a1＞a；
[0155]
由δh＝|a-a1|，算出第二变轨调控参数δh；由δh算出变轨参数；
[0156]
计算第二变轨时刻的过程参见上述相关内容。
[0157]
以上是本发明实施例中，对于待执行的轨道机动模式是伴飞模式的情况的说明。
[0158]
本发明的具体实现中，可设置由地面调控系统来计算用于变轨调控的各个参数，通过监控我星的运行，在变轨时刻到来时，指示我星进行变轨操作；或者可设置由地面调控系统将用于变轨调控的各个参数指示给我星，并指示我星自行监控自身运行，在变轨时刻到来时自动执行变轨。
[0159]
另需要说明的是，具体如何基于所获知的两轨之间的轨道高度差δh，来获取变轨参数，可参见下文相关内容，包括：
[0160]
基于已获知的δh，利用以下计算式算出变轨参数：
[0161][0162]
算出δυ1和/或δυ2，其中，δυ1对应用于改变我星所在静止轨道变为椭圆轨道的喷气速度；δυ2对应用于改变该椭圆轨道为圆形轨道的喷气速度；r为静止轨道的半径；
[0163]
根据计算用于改变轨道形状的喷气时长：δt
喷气1
和/或δt
喷气2
；m为我星质量，f为我星推力器推力大小
[0164]
基于获知的δυ1、δυ2，以及对应的δt
喷气1
、δt
喷气2
，即可实现变轨，如从静止轨道变轨到目标轨道等。
[0165]
基于上述本发明实施例提供的高轨卫星变轨调控方法，本发明实施例还提供一种高轨卫星变轨调控系统，包括：
[0166]
高轨卫星变轨调控系统，适于预先确定高轨卫星待执行的轨道机动模式；获取用于将所述高轨卫星从初始轨道变轨到目标轨道的变轨调控参数；利用所述变轨调控参数对所述高轨卫星进行变轨调控，将所述高轨卫星从所述初始轨道上初始位置，调控至与目标卫星之间的相对位置满足所述轨道机动模式的预期位置。
[0167]
本发明实施例中，高轨卫星变轨调控系统的具体实现可参见上文。
[0168]
综上所述，本发明提供的技术方案，发明人基于自己的发现，提出变轨调控关系
式，基于变轨调控关系式，获取并利用变轨调控参数，来实现预定轨道机动模式下，高轨卫星的变轨调控。
[0169]
进一步，本发明实施例中，基于获取的变轨调控参数为变轨时刻，可切实地根据实际需求，方便实现对变轨的调控，以实现相应的任务。
[0170]
本领域技术人员可以理解，实现上述实施例方法的全部或部分流程，可以通过计算机程序来指令相关的硬件来完成，所述的程序可存储于计算机可读存储介质中。其中，所述计算机可读存储介质为磁盘、光盘、只读存储记忆体或随机存储记忆体等。
[0171]
以上所述，仅为本发明较佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。